[發(fā)明專利]一種固體火箭發(fā)動機殼體應力計算方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011333024.0
• 申請日: 2020-11-24
• 公開（公告）號: CN112948959B
• 公開（公告）日: 2021-12-21
• 發(fā)明（設計）人: 祖磊;吳世俊;張騫;張桂明;吳喬國;王華畢;牟星;范文俊
• 申請（專利權）人: 合肥工業(yè)大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/23;G06F119/14
• 代理公司: 合肥律通專利代理事務所(普通合伙) 34140
• 代理人: 趙春海

本發(fā)明公開了一種固體火箭發(fā)動機殼體封頭部位應力計算方法，主要包括以下步驟：S1、從殼中截取一單元體，由對稱條件并假設薄膜力不接近于臨界值，建立平衡方程；S2、引入兩個新的變量，將平衡方程轉化為兩個二階的微分方程；S3、將兩個二階微分方程化為一個四階齊次線性微分方程；S4、利用兩相鄰殼元的交接條件求解微分方程，進而計算出封頭各處的應力分布。該方法用于計算在小內(nèi)壓下，承受軸對稱載荷的正交各向異性的旋轉面形殼，在變角度、變厚度、變剛度的復雜形面上，由封頭的精確控制方程，采用分片解析法求解封頭線性應力大小及分布，其結果與有限元結果比較吻合，能為固體火箭發(fā)動機殼體的封頭部位強度分析提供理論依據(jù)。

技術領域

本發(fā)明涉及復合材料封頭復雜形面應力計算，尤其涉及一種固體火箭發(fā)動機殼體應力計算方法。

背景技術

纖維增強復合材料具有較高的比強度、比剛度和性能可設計等一系列的優(yōu)點，使其在航空、航天、醫(yī)療以及汽車方面得到了廣泛的應用。目前，固體火箭發(fā)動機殼體復合材料在早起玻璃纖維/環(huán)氧樹脂基復合材料的基礎上，進入了碳纖維/環(huán)氧樹脂復合材料的研究階段，高性能復合材料使固體火箭發(fā)動機殼體更好的滿足了其“輕”和“可靠”的要求。碳纖維具有較高的剛度，但同時它也是比較典型的脆性材料，因此，碳纖維復合材料殼體對金屬接頭的應力集中比較敏感，以碳纖維纏繞成型的固體火箭發(fā)動機殼體為目標，對其封頭部位進行應力分析就尤其重要。

如圖1所示，為固體火箭發(fā)動機殼體纏繞成型結構示意圖，固體火箭發(fā)動機殼體是正交各向異性材料碳纖維纏繞成型。由于封頭部位(圖中所示1、3、6三處)的纏繞角由赤道處到極孔處變角度纏繞，致使封頭各處厚度不同(如圖2所示)，進而使得封頭部位呈現(xiàn)變剛度結構，如此給封頭部位的應力計算帶來了很大的障礙，尤其是最后所求得的變系數(shù)的微分方程，給求解帶來了很大的困難。

目前，固體火箭發(fā)動機殼體應力計算大多采用現(xiàn)有的商用有限元軟件，如ABAQUS，ANSYS等，但其在建模時過于復雜以及計算時間過長，大大加長了設計周期，本發(fā)明實現(xiàn)了固體火箭發(fā)動機殼體封頭應力快速計算、校核，對固體火箭發(fā)動機殼體設計具有指導性的意義。

發(fā)明內(nèi)容

為了實現(xiàn)固體火箭發(fā)動機殼體強度校核，克服現(xiàn)有的有限元軟件建模過程復雜、計算時間冗長的缺陷，本發(fā)明利用彈塑性力學基礎知識，結合復合材料力學相關知識，從力學本質上就火箭發(fā)動機殼體封頭部位復雜形面進行力學分析，從而為固體火箭發(fā)動機殼體的鋪層設計和結構優(yōu)化的合理性給予參考。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明公開了如下技術方案：

一種固體火箭發(fā)動機殼體封頭部位應力計算方法，主要包括以下步驟：

S1、用兩相鄰經(jīng)線平面和兩垂直于經(jīng)向的截面從殼中截取一單元體，由對稱條件并假設薄膜力不接近于臨界值，建立平衡方程；

S2、引入兩個新的變量U、V，將平衡方程轉化為兩個二階的微分方程；

S3、略去兩個二階微分方程中的低階導數(shù)，將兩個二階微分方程化為一個四階齊次線性微分方程；

S4、利用兩相鄰殼元的交接條件求解微分方程，進而計算出封頭各處的應力分布。

進一步的，所述步驟S1中，基于單元體建立的平衡方程如下：

其中，為經(jīng)向力，N_θ為環(huán)向力，為橫向剪力，為經(jīng)向彎矩，M_θ為環(huán)向彎矩，Z為作用在單元體上的外載荷在與殼相垂直方向上的分量，為經(jīng)線的垂線和旋轉軸所夾的角度，R₁與R₂為分別為經(jīng)線的第一曲率半徑和第二曲率半徑,R₀為經(jīng)線上點到旋轉軸線的距離。

進一步的，所述步驟S2中，V為經(jīng)線上切線的旋轉角，U為所述橫向剪力與經(jīng)線的第二曲率半徑的乘，即